大涵道比發動機核心機流量與推力相關性研究

摘要：為滿足大涵道比發動機不同起飛推力的設計要求，對不同進氣質量流量及壓縮比的核心機采用Gasturb軟件開展發動機起飛推力相關性研究；以壓縮比最大、核心機進氣質量流量最大的核心機為例，采用核心機低壓部件重新匹配方法，試驗設計不同推力量級下對應的發動機性能參數。結果表明：核心機進氣質量流量對發動機起飛推力影響較大，核心機壓縮比對發動機推力影響較小；核心機進氣質量流量越大，發動機推力越大；降低低壓部件級數，可減小發動機推力，但可能影響發動機油耗、尺寸、部件設計等；提高低壓部件設計水平和增加低壓部件級數，可增大發動機設計起飛推力，但應滿足發動機溫度裕度要求。

關鍵詞：核心機；大涵道比發動機；核心機流量；推力

中圖分類號：U233文獻標志碼：A文章編號：1673-6397（2024）03-0046-05

引用格式：唐宇峰，李長暉，丁寧，等.大涵道比發動機核心機流量與推力相關性研究［J］.內燃機與動力裝置，2024，41（3）：46-50.

TANG Yufeng， LI Changhui， DING Ning， et al.Correlation between core engine flow and thrust of a high bypass ratio engine［J］.Internal Combustion Engine amp; Powerplant， 2024，41（3）：46-50.

收稿日期：2024-04-09

基金項目：中國航發動力所航空動力基金項目（6141B09050360）

第一作者簡介：唐宇峰（1985—），男，遼寧葫蘆島人，工學碩士，高級工程師，主要研究方向為航空發動機總體性能設計，E-mail：414631@qq.com。

DOI：10.19471/j.cnki.1673-6397.2024.03.007

0" 引言

大涵道比發動機主要指涵道比（外涵道與內涵道空氣質量流量的比）大于4的渦扇發動機，該類型發動機推力為50～500 kN，油耗低、噪聲小、壽命長、可靠性高，廣泛應用于大型民用、軍用運輸機以及其他大型亞聲速飛機［1］。核心機是大涵道比發動機的重要組成部分，生產成本高，研制周期長，包括了發動機推進系統中溫度最高、壓力最大、轉速最高的組件。核心機的高壓壓氣機、燃燒室和高壓渦輪承受發動機高速、高溫環境，對各部件的工作強度和可靠性要求非常嚴格，是發動機研制過程中的重要部分。核心機進氣質量流量與大涵道比發動機的推力級別密切相關，在壓縮比、各部件效率、材料等各方面設計相同的條件下，核心機進氣質量流量越大，派生發展的發動機推力越大。

美國、俄羅斯等航空發達國家采用多種技術及方法開發核心機。美國將核心機和技術驗證機結合，在發動機及其航空技術系列化發展中取得了重大成就：在JT系列發動機和CFM56系列發動機的基礎上，采用核心機技術發展了一系列滿足不同需求的發動機；GE公司在成熟核心機的基礎上，研制了一系列軍、民用航空發動機，比如F101、F110、CF6和CFM56等［2-3］。通常核心機技術開發有2個特點：1）核心機基本保持不變，通過增加發動機進氣質量流量，改變涵道比，衍生發展系列型號；2）在核心機流道及支撐方式等不變的基礎上，采用新的涂層和冷卻方式等先進技術提高渦輪進口溫度，增大發動機溫度裕度（發動機能承受的最大溫度與渦輪進口溫度的差），增大發動機推力［4］。但一款成熟的核心機不可能適用于所有推力級別發動機，若核心機性能不能滿足大涵道比發動機的推力目標，可通過縮放技術將核心機放大或縮小，并對核心機進氣質量流量進行分析，以滿足大涵道比發動機的推力要求。

Gasturb軟件可實現渦噴、渦扇、渦槳、渦軸及地面燃氣輪機的整機熱力學設計或性能分析，獲得各個部件性能參數，有利于分析測試數據，快速實現發動機熱力學性能設計等功能。本文中以不同進氣質量流量的核心機為基礎，采用Gasturb軟件完成不同推力量級大涵道比發動機的設計方案，分析核心機進氣質量流量與整機推力的適配程度，為大涵道比發動機設計提供參考。

1" 理論分析

增大核心機循環功或進氣質量流量可增大發動機設計推力。核心機單位循環功［5］

Wc=［kRlTT（1+lm-l1）（1－lp－k－1k）］/（k－1） ，（1）

式中：k為絕熱指數；R為特定氣體常數；lT為核心機溫升比，為核心機出口燃氣總溫與進口空氣總溫的比；T為核心機進口熱力學溫度，K；lm為核心機燃油與空氣的質量比；l1為核心機空氣泄漏質量與核心機燃氣質量的比；lp為核心機壓縮比，為出口壓力與進口壓力的比。

由式（1）可知，增大核心機溫升比和壓縮比可增大核心機單位循環功。設計核心機時，增大壓氣機效率、壓氣機壓縮比、渦輪效率、渦輪前溫度等，使溫升比和壓縮比增大，從而增大核心機推力，但該方法成本高、周期長，主要用于未來核心機的系列化發展；改變核心機幾何尺寸，放大核心機，可增大核心機進氣質量流量，從而增大發動機推力，但該方法在設計、試制和試驗環節上均需改進，研制周期長、研制經費高、技術風險大［6］。以上設計方法是從改變核心機的角度進行設計，若保持核心機氣動參數不變，可選用大功率風扇增加風扇流量和核心機壓縮比，增大發動機總進氣流量，使發動機推力增大，同時采用增大渦輪流量、渦輪級數、渦輪級膨脹比、渦輪效率等方法提高低壓渦輪單位循環功［7］。受發動機尺寸、質量及低壓部件級數等的限制，該方法增大發動機推力有限。若進一步增大發動機推力，應對核心機進行改進設計，通過對核心機放大、增加高壓壓氣機或高壓渦輪級數等方式，使其滿足不同推力量級發動機的需求。

2" 方案分析及性能設計

2.1" 方案設計

采用核心機低壓部件重新匹配的方法，開展大涵道比發動機推力級別試驗研究，主要考慮以下因素：1）低壓部件流量和核心機流量平衡；2）根據核心機工作性能曲線，選取核心機目標工作點，確定核心機增壓比、工作效率和對應的進氣質量流量；3）核心機渦輪前溫度應滿足匹配后發動機的溫度裕度；4）混排渦扇發動機整機的內、外涵道出口總壓平衡，分排渦扇發動機整機的內、外涵道出口速度應匹配［8-9］。根據核心機轉速、進氣質量流量、燃油流量、功率、工作強度等要求，重新匹配風扇、增壓級、低壓渦輪的級數，使不同推力級發動機滿足性能、功能、壽命、可靠性等要求。

選用進氣質量流量分別為25、35、45和55 kg/s的核心機，每種核心機分別與適合推力量級（方案1）、最小推力量級（方案2）和最大推力量級（方案3）3種方案進行匹配。方案1低壓部件效率、增壓比、膨脹比等與國際通用的牽引性指標一致，發動機推力、耗油率、外廓尺寸、低壓部件級數等指標均按照相對經濟指標選取；方案2拓寬了核心機工作點選取范圍，對比方案1，減少了低壓部件級數，低壓部件工作效率和流路連接部分氣動損失與方案1保持一致；方案3設計的涵道比在常規渦扇發動機合理工作范圍內，同時增大發動機外廓尺寸，對比方案1，增加了低壓部件級數，提高了低壓部件效率，增大了低壓壓氣機增壓比及低壓渦輪膨脹比，提高了發動機渦輪前溫度，降低了溫度裕度，增大了發動機推力［10-11］。

2.2" 參數分析

選取大約50臺大涵道比發動機，按年份對涵道比進行統計，如圖1所示，地面起飛推力和巡航推力的關系曲線如圖2所示，起飛推力與風扇直徑的關系曲線如圖3所示。采用Gasturb軟件，估算核心機進氣質量流量分別為25、35、45、55 kg/s時，對應的發動機起飛推力如圖4所示。

由圖1可知：隨著科技發展，核心機涵道比逐漸增大，2024年涵道比最大，約為15。由圖2可知：起飛推力越大，發動機的巡航推力也越大；起飛推力固定時，巡航推力可在一定的范圍內波動。由圖3可知：起飛推力越大，對應的風扇直徑也越大；最大風扇直徑未超過3.5 m。由圖4可知：隨著核心機進氣質量流量增大，發動機起飛推力增大；核心機進氣質量流量確定后，發動機起飛推力在一定范圍內變化。

選取國際慣用巡航狀態為設計點，即國際標準大氣壓下，巡航高度h=10.668 km，Ma=0.8，結合圖2、4，根據發動機統計經驗選取最大巡航狀態推力，結合發動機起飛推力設計裕度，選取核心機進氣質量流量，通過匹配相應水平的低壓部件，滿足發動機的不同推力需求。

采用Gasturb軟件，核心機進氣質量流量分別為25、35、45、55 kg/s，壓縮比lp分別為10、15、20，將不同的進氣質量流量和壓縮比進行組合，形成12種核心機，按照2.1節的3種方案進行數據估算。為減少其他因素對方案的影響，各方案總壓恢復系數、流路連接部分氣動損失等一致。不同核心機進氣質量流量及壓縮比下發動機起飛推力估算結果如表1所示。

由表1可知：核心機進氣質量流量對發動機起飛推力影響較大，核心機壓縮比對發動機推力影響較小；核心機進氣質量流量越大，發動機推力越大。

2.3" 性能設計

核心機lp=20、進氣質量流量為55 kg/s時，采用Gasturb軟件進行發動機性能設計分析。由于核心機最大工作溫度不得超過1 900 K，考慮發動機經濟性及部件設計限值，該核心機不同起飛推力方案的發動機性能參數如表2所示。

由表2可知：1）方案1發動機起飛推力為250 kN，參照圖1、3，設計涵道比和風扇直徑均在合理范圍內，發動機的溫度裕度為70 K，符合行業內大涵道比發動機溫度裕度為50～100 K的慣例；設計該發動機增壓級級數為4，低壓渦輪級數為6，滿足低壓部件級數一般不超過8級的慣例，方案1為相對合理方案。2）方案2發動機起飛推力為194 kN，推力較小，可降低低壓部件級數，減小低壓部件設計難度，降低發動機總壓縮比，增大溫度裕度，減小核心機流量，降低渦輪前溫度，設計增壓級級數為3，低壓渦輪級數為4，但該方案巡航耗油率較高，沒有充分發揮核心機的設計水平。3）方案3發動機推力為302 kN，推力較大，可提高低壓部件的設計水平或增加低壓部件級數，增大核心機流量，設計增壓級級數為5，低壓渦輪級數為7～8，但該方案發動機溫度裕度為30 K，不滿足發動機溫度裕度的限值要求，需配合新的涂層、冷卻、主動間隙控制等技術，以滿足大涵道比發動機壽命長、可靠性高的研制要求。

3" 結論

1）核心機進氣質量流量明顯影響大涵道比發動機設計起飛推力，核心機壓縮比對發動機起飛推力的影響較小；核心機進氣質量流量越大，發動機設計起飛推力越大。

2）核心機確定后，大涵道比發動機設計起飛推力在一定范圍內變化，當設計推力偏離該范圍后，發動機的耗油率、尺寸、部件設計等將偏離合理范圍。

3）提高低壓部件設計水平和增加低壓部件級數可增大發動機設計起飛推力，但需要滿足發動機溫度裕度要求，可結合新技術，滿足發動機壽命長、可靠性高的使用要求。

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Correlation between core engine flow and thrust of

a high bypass ratio engine

TANG Yufeng， LI Changhui， DING Ning， WEI Baofeng

AECC Shenyang Engine Research Institute， Shenyang 110015， China

Abstract：To meet the design requirements of different takeoff thrusts for high bypass ratio engines， a study on the correlation of engine takeoff thrust is conducted using Gasturb software based on core engines with varying intake mass flow rates and compression ratios. Taking the core engine with the highest compression ratio and the largest intake mass flow rate as an example， the method of re-matching the low-pressure components of the core engine is employed to design the engine performance parameters corresponding to different thrust levels. The results indicate that the intake mass flow rate of the core engine significantly affects the engine takeoff thrust， whereas the compression ratio has a smaller impact. The larger the intake mass flow rate of the core engine， the greater the engine thrust. Reducing the number of low-pressure component stages can decrease the engine thrust， but may affect fuel consumption， size， and component design. Enhancing the design level of low-pressure components and increasing the number of low-pressure component stages can increase the designed takeoff thrust of the engine， but the engine temperature margin requirements must be met.

Keywords：core engine；high bypass ratio engine；core engine flow；thrust

（責任編輯：胡曉燕）